Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 508 AIRFOIL (goe508-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.51 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe508-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe508-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 508 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.1060   0.12333   0.11623  -0.0741   0.9419   0.1427
 -10.250  -0.1088   0.12113   0.11402  -0.0794   0.9352   0.1453
 -10.000  -0.1059   0.11817   0.11106  -0.0831   0.9271   0.1457
  -9.750  -0.0904   0.11404   0.10690  -0.0875   0.9225   0.1457
  -9.250  -0.0750   0.09942   0.09209  -0.0955   0.9086   0.0913
  -9.000  -0.0579   0.09544   0.08807  -0.0992   0.9040   0.0907
  -8.750  -0.0578   0.09262   0.08527  -0.1001   0.8936   0.0905
  -8.500  -0.0492   0.08864   0.08127  -0.1037   0.8875   0.0903
  -8.250  -0.0524   0.08583   0.07848  -0.1044   0.8774   0.0899
  -8.000  -0.0505   0.08198   0.07461  -0.1073   0.8701   0.0895
  -7.750  -0.0620   0.07923   0.07188  -0.1074   0.8591   0.0888
  -7.500  -0.0699   0.07530   0.06790  -0.1094   0.8510   0.0879
  -7.250  -0.0880   0.07251   0.06509  -0.1084   0.8396   0.0872
  -7.000  -0.0962   0.06814   0.06057  -0.1099   0.8323   0.0864
  -6.750  -0.1146   0.06553   0.05786  -0.1076   0.8213   0.0859
  -6.500  -0.1183   0.06174   0.05384  -0.1077   0.8143   0.0858
  -6.250  -0.1263   0.05941   0.05132  -0.1054   0.8053   0.0862
  -6.000  -0.1265   0.05687   0.04853  -0.1038   0.7975   0.0871
  -5.750  -0.1146   0.05355   0.04482  -0.1041   0.7930   0.0887
  -5.500  -0.1253   0.05227   0.04331  -0.0997   0.7820   0.0894
  -5.250  -0.1135   0.04944   0.03996  -0.0989   0.7767   0.0908
  -5.000  -0.0917   0.04667   0.03667  -0.0990   0.7733   0.0921
  -4.750  -0.0979   0.04646   0.03640  -0.0944   0.7622   0.0927
  -4.500  -0.0736   0.04528   0.03511  -0.0943   0.7578   0.0950
  -4.250  -0.0445   0.04377   0.03331  -0.0947   0.7547   0.0986
  -4.000  -0.0520   0.04376   0.03313  -0.0899   0.7439   0.1000
  -3.750  -0.0277   0.04231   0.03121  -0.0895   0.7397   0.1034
  -3.500   0.0035   0.04127   0.03012  -0.0900   0.7368   0.1068
  -3.250  -0.0025   0.04165   0.03044  -0.0854   0.7265   0.1088
  -3.000   0.0227   0.04087   0.02937  -0.0849   0.7221   0.1142
  -2.750   0.0545   0.03997   0.02838  -0.0854   0.7191   0.1196
  -2.500   0.0518   0.04052   0.02890  -0.0814   0.7104   0.1225
  -2.250   0.0721   0.04025   0.02841  -0.0803   0.7052   0.1296
  -2.000   0.1032   0.03963   0.02782  -0.0807   0.7020   0.1377
  -1.750   0.1396   0.03893   0.02703  -0.0817   0.6997   0.1502
  -1.500   0.1258   0.04027   0.02838  -0.0766   0.6890   0.1538
  -1.250   0.1542   0.04002   0.02808  -0.0767   0.6854   0.1682
  -1.000   0.1877   0.03956   0.02760  -0.0774   0.6828   0.1874
  -0.750   0.1845   0.04079   0.02878  -0.0738   0.6740   0.1975
  -0.500   0.2040   0.04098   0.02903  -0.0729   0.6692   0.2180
  -0.250   0.2320   0.04076   0.02894  -0.0730   0.6661   0.2504
   0.000   0.2643   0.04024   0.02865  -0.0735   0.6639   0.2986
   0.500   0.2744   0.04154   0.03070  -0.0688   0.6501   0.4244
   1.000   0.3921   0.04057   0.03073  -0.0784   0.6462   1.0000
   1.250   0.3715   0.04284   0.03294  -0.0734   0.6353   1.0000
   1.500   0.3950   0.04331   0.03318  -0.0728   0.6315   1.0000
   1.750   0.4254   0.04347   0.03311  -0.0728   0.6289   1.0000
   2.000   0.4115   0.04566   0.03524  -0.0689   0.6188   1.0000
   2.250   0.4342   0.04619   0.03559  -0.0683   0.6145   1.0000
   2.500   0.4646   0.04636   0.03559  -0.0683   0.6116   1.0000
   2.750   0.4549   0.04847   0.03765  -0.0650   0.6015   1.0000
   3.000   0.4790   0.04893   0.03797  -0.0645   0.5969   1.0000
   3.250   0.5130   0.04882   0.03770  -0.0647   0.5938   1.0000
   3.500   0.5062   0.05072   0.03956  -0.0617   0.5820   1.0000
   3.750   0.5427   0.05017   0.03886  -0.0617   0.5774   1.0000
   4.000   0.5439   0.05157   0.04021  -0.0593   0.5656   1.0000
   4.250   0.5791   0.05094   0.03945  -0.0591   0.5605   1.0000
   4.750   0.6114   0.05212   0.04051  -0.0565   0.5438   1.0000
   5.000   0.6488   0.05133   0.03962  -0.0565   0.5407   1.0000
   5.250   0.6403   0.05373   0.04202  -0.0540   0.5274   1.0000
   5.500   0.6750   0.05308   0.04129  -0.0537   0.5238   1.0000
   5.750   0.6696   0.05536   0.04358  -0.0516   0.5107   1.0000
   6.000   0.7023   0.05478   0.04294  -0.0512   0.5068   1.0000
   6.250   0.6990   0.05698   0.04515  -0.0493   0.4936   1.0000
   6.500   0.7306   0.05640   0.04454  -0.0487   0.4895   1.0000
   7.000   0.7594   0.05799   0.04611  -0.0464   0.4720   1.0000
   7.250   0.7571   0.06027   0.04842  -0.0448   0.4582   1.0000
   7.500   0.7894   0.05941   0.04752  -0.0442   0.4544   1.0000
   7.750   0.7866   0.06184   0.04998  -0.0427   0.4402   1.0000
   8.000   0.8190   0.06087   0.04899  -0.0420   0.4369   1.0000
   8.250   0.8145   0.06367   0.05182  -0.0408   0.4227   1.0000
   8.500   0.8466   0.06268   0.05079  -0.0400   0.4198   1.0000
   8.750   0.8410   0.06574   0.05390  -0.0390   0.4057   1.0000
   9.250   0.8659   0.06807   0.05624  -0.0373   0.3892   1.0000
   9.750   0.8851   0.07137   0.05957  -0.0359   0.3734   1.0000
  10.000   0.9159   0.07042   0.05862  -0.0350   0.3711   1.0000
  10.500   0.8995   0.07867   0.06695  -0.0344   0.3501   1.0000
  10.750   0.9057   0.08105   0.06936  -0.0341   0.3433   1.0000
  11.000   0.9319   0.08057   0.06889  -0.0333   0.3405   1.0000
  11.500   0.9266   0.08806   0.07648  -0.0333   0.3256   1.0000
  11.750   0.9356   0.09014   0.07860  -0.0330   0.3208   1.0000
  12.250   0.9394   0.09651   0.08507  -0.0332   0.3084   1.0000
  13.750   0.9440   0.11767   0.10657  -0.0356   0.2745   1.0000
  14.750   0.9059   0.13962   0.12878  -0.0420   0.2501   1.0000
  15.000   0.9098   0.14283   0.13207  -0.0429   0.2454   1.0000
<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 508 AIRFOIL (goe508-il)